一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，包括伺服电机(1)、同轴度调节系统(2)、挠度调节系统(3)、后密封圆棒(4)、前安装座(6)、管路固定座(7)、固定平台(8)和旋转主轴(11)，管路固定座(7)和同轴度调节系统(2)由前至后滑动连接在固定平台(8)的滑槽上，挠度调节机构(3)设置在管路固定座(7)和同轴度调节系统(2)之间，前安装座(6)安装在管路固定座(7)上，后密封圆棒(4)套入挠度调节机构(3)内，旋转主轴(11)穿过同轴度调节系统(2)、前端与挠度调节机构(3)连接、后端连接伺服电机(1)。为飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳系统提供了有效、快速且准确的试验系统。快速且准确的试验系统。快速且准确的试验系统。
【技术实现步骤摘要】
一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置
[0001]本技术涉及一种疲劳试验装置，更具体的说涉及一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，属于管路弯曲疲劳试验
技术介绍
[0002]飞机液压管路在实际使用过程中需要经历高温、高压、挠度等应力，液压导管及连接件的弯曲疲劳寿命的长短直接影响到整个飞机的安全，国内外多次出现过液压系统导管及其连接件的泄露事件。为了准确测验出飞机液压导管及连接件弯曲疲劳寿命,需对飞机液压系统导管连接件进行弯曲疲劳试验。
[0003]但是，现有的针对飞机液压系统导管连接件进行弯曲疲劳试验的装置控制弯曲应力加载精度较低、试验结果准确性不高，难以满足新一代飞机对液压系统管路的技术要求。
技术实现思路
[0004]本技术的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置。
[0005]为实现上述目的，本技术的技术解决方案是：一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，包括伺服电机、同轴度调节系统、挠度调节系统、后密封圆棒、前安装座、管路固定座、固定平台和旋转主轴，所述的固定平台上设置有滑槽，所述的管路固定座和同轴度调节系统由前至后滑动连接在固定平台的滑槽上，所述的挠度调节机构设置在管路固定座和同轴度调节系统之间，所述的前安装座安装在管路固定座上，所述的管路固定座能够调节前安装座高度，所述的后密封圆棒套入挠度调节机构内，所述的旋转主轴穿过同轴度调节系统，旋转主轴前端与挠度调节机构连接，旋转主轴后端连接伺服电机。
[0006]所述的挠度调节机构包括调心球轴承、调心球轴承工装和圆盘，所述的调心球轴承内嵌在调心球轴承工装内，所述的调心球轴承工装与圆盘连接，所述的圆盘上加工有用于调心球轴承工装滑动的滑槽，调心球轴承工装与滑槽滑动连接，圆盘底部安装有限位挡块，且所述的限位挡块位于调心球轴承工装下方，限位挡块上加工有螺纹孔，所述的螺纹孔中旋置有挠度调节螺栓，所述的圆盘顶部设置限位挡板。
[0007]所述的调心球轴承工装顶部加工成平面。
[0008]所述的同轴度调节系统包括轴承座，所述的轴承座顶部开设有通孔，轴承座通孔两侧安装有轴承，所述的旋转主轴穿过两侧的轴承，轴承座底部与固定平台的滑槽滑动连接。
[0009]所述的前安装座包括方形安装座，所述的方形安装座底部连接有高度调节螺母，方形安装座后部开设有管路连接孔，方形安装座前部开设有打压设备连接口，所述的高度调节螺母下部伸置入管路固定座中。
[0010]所述的管路固定座包括上盖板和尾座，所述的上盖板设置在尾座，上盖板顶部与高度调节螺母下部连接，所述的尾座底部与在固定平台的滑槽滑动连接。
[0011]所述的伺服电机安装于伺服电机工装上，所述伺服电机工装固定在固定平台上。
[0012]与现有技术相比较，本技术的有益效果是：
[0013]本技术满足飞机液压系统导管连接件弯曲应力加载要求、压力加载要求、试验频率加载要求、试验系统本身同轴度要求，能够用来进行飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验，为飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳系统提供了有效、快速且准确的试验系统，并且能够精确控制弯曲应力加载精度，试验频率可调、可控。
附图说明
[0014]图1是本技术结构示意图。
[0015]图2是本技术中挠度调节系统前端面结构示意图。
[0016]图3是本技术中挠度调节系统后端面结构示意图。
[0017]图4是本技术中同轴度调节系统结构示意图。
[0018]图5是本技术中前安装座后端面结构示意图。
[0019]图6是本技术中前安装座前端面结构示意图。
[0020]图7是本技术中管路固定座结构示意图。
[0021]图中：伺服电机1，同轴度调节系统2，挠度调节系统3，密封圆棒4，试验件5，前安装座6，管路固定座7，固定平台8，调心球轴承9，挠度调节螺栓10，旋转主轴11，伺服电机工装12，调心球轴承工装13，圆盘14，限位挡块15，限位挡板16，轴承座17，轴承18，方形安装座19，高度调节螺母20，管路连接孔21，打压设备连接口22，上盖板23，尾座24。
具体实施方式
[0022]以下结合附图说明和具体实施方式对本技术作进一步的详细描述。
[0023]参见图1至图7，一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，包括伺服电机1、同轴度调节系统2、挠度调节系统3、后密封圆棒4、前安装座6、管路固定座7、固定平台8和旋转主轴11。所述的固定平台8上设置有滑槽，所述的管路固定座7和同轴度调节系统2由前至后滑动连接在固定平台8的滑槽上，固定平台8上的滑槽用于管路固定座7和同轴度调节系统2的移动与固定。所述的挠度调节机构3设置在管路固定座7和同轴度调节系统2之间，所述的前安装座6安装在管路固定座7上，所述的管路固定座7能够调节前安装座6高度；所述的后密封圆棒4套入挠度调节机构3内，试验件5的前端与前安装座6连接、试验件5的后端与后密封圆棒4密封对接从而形成密封试验腔。所述的旋转主轴11穿过同轴度调节系统2，旋转主轴11前端通过键与挠度调节机构3连接，旋转主轴11后端通过键连接伺服电机1。
[0024]参见图1，所述的固定平台8由厚平板加工而成，平板中间加工有可供管路固定座7和同轴度调节系统2进行前后位移精准快速调节的滑槽；两侧则加工倒“T”型槽用于装入螺纹块与管路固定座7和同轴度调节系统2通过螺栓连接，且倒“T”型槽还可用于油液回收。
[0025]参见图1至图3，所述的挠度调节机构3包括调心球轴承9、调心球轴承工装13和圆盘14。所述的调心球轴承9内嵌在调心球轴承工装13内，后密封圆棒4的套入调心球轴承9内；所述的调心球轴承工装13通过两颗M8螺栓与圆盘14连接，所述的圆盘14上加工有用于调心球轴承工装13滑动的滑槽，调心球轴承工装13与滑槽滑动连接。圆盘14底部通过2颗M8螺栓安装有限位挡块15，且所述的限位挡块15位于调心球轴承工装13下方，圆盘14底部作
为限位挡块15初始位置；限位挡块15上加工有螺纹孔，所述的螺纹孔中旋置有挠度调节螺栓10，挠度调节螺栓10通过螺纹孔顶起调心球轴承工装13就可调节挠度，配合应变采集系统可将应变调节至要求的应变范围内，误差在3个微应变以内。所述的圆盘14顶部设置有限制圆盘14旋转的限位挡板16，限位挡板16用于挠度调节时固定圆盘14不转动。进一步的，所述的调心球轴承工装13顶部加工成平面，从而方便测量挠度，方便测量调心球工装相对于圆盘顶部的相对位移。
[0026]参见图1、图4，所述的同轴度调节系统2包括轴承座17，所述的轴承座17顶部开设有通孔，轴承座17通孔两侧安装有轴承18所述的旋转主轴11穿过两侧的轴承18，轴承座17底部与固定平台8的滑槽滑动连接。轴承18用于限制旋转主轴11的圆跳动，将圆跳动限制在所要求的0.06mm以内。
[0027]参见图1、图5至图6，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，其特征在于：包括伺服电机(1)、同轴度调节系统(2)、挠度调节机构(3)、后密封圆棒(4)、前安装座(6)、管路固定座(7)、固定平台(8)和旋转主轴(11)，所述的固定平台(8)上设置有滑槽，所述的管路固定座(7)和同轴度调节系统(2)由前至后滑动连接在固定平台(8)的滑槽上，所述的挠度调节机构(3)设置在管路固定座(7)和同轴度调节系统(2)之间，所述的前安装座(6)安装在管路固定座(7)上，所述的管路固定座(7)能够调节前安装座(6)高度，所述的后密封圆棒(4)套入挠度调节机构(3)内，所述的旋转主轴(11)穿过同轴度调节系统(2)，旋转主轴(11)前端与挠度调节机构(3)连接，旋转主轴(11)后端连接伺服电机(1)。2.根据权利要求1所述的一种飞机液压系统导管连接件弯曲疲劳试验装置，其特征在于：所述的挠度调节机构(3)包括调心球轴承(9)、调心球轴承工装(13)和圆盘(14)，所述的调心球轴承(9)内嵌在调心球轴承工装(13)内，所述的调心球轴承工装(13)与圆盘(14)连接，所述的圆盘(14)上加工有用于调心球轴承工装(13)滑动的滑槽，调心球轴承工装(13)与滑槽滑动连接，圆盘(14)底部安装有限位挡块(15)，且所述的限位挡块(15)位于调心球轴承工装(13)下方，限位挡块(15)上加工有螺纹孔，所述的螺纹孔中旋置有挠度调节螺栓(10)，所述的圆盘(14)顶部设置限位...
【专利技术属性】
技术研发人员：张炳春，余坤茂，杨和培，王东奇，刘伦荣，
申请(专利权)人：天津航天瑞莱科技有限公司，
类型：新型
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。